CN213180614U - 飞机小翼的颤振风洞模型 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及飞机风洞试验模型的制造技术领域，具体公开了一种飞机小翼的颤振风洞模型。本实用新型提供的飞机小翼的颤振风洞模型由多个框段组成，每个框段包括前壁板、后壁板、上蒙皮和下蒙皮组成，多个框段一体成型，能保证小翼模型的几何外形的精度和质量分布的准确性，可以准确模拟动力学特性。通过增材制造的方式制造小翼模型，可以有效提高小翼模型的加工效率，降低加工周期和加工成本，保证了小翼模型的几何外形精度和质量分布的准确性，在风洞试验中可以更准确有效地体现背景飞机小翼的动力学特性，提高了风洞试验的精准性。

Description

飞机小翼的颤振风洞模型

技术领域

本实用新型涉及飞机风洞试验模型的制造技术领域，尤其涉及一种飞机小翼的颤振风洞模型。

背景技术

飞机在气流中运动的时候，会受到空气动力、惯性力和弹性力，三者的相互作用会形成一种自激振动，也被称为颤振现象。当飞机飞行速度超过颤振临界速度时，将发生不可逆的结构性破坏。因此为了确定飞机的整体或局部颤振临界速度，研究相关结构参数对颤振特性的影响，校核已设计的飞机颤振特性和理论计算方法，需要加工制造飞机主要部件的颤振风洞模型并进行风洞试验。其中颤振风洞模型的小翼需要与模拟的飞机小翼具有相似的动力学特性，主要包括气动外形和质量分布等等。

尽管增材制造的技术应用越来越广泛，但目前较少应用于大展弦比飞机颤振风洞模型的小翼设计与制造中，并且没有形成一套适用于型号、成熟有效、可靠性高并且满足风洞试验要求的增材制造设计方法。当前应用于型号中的小翼颤振风洞模型主要采用的是金属梁搭配维形框段的设计与制造方法，其中维形框段采用木质框架或泡沫材料加工，对采用增材制造方法设计和制造模型小翼的研究较少。

目前金属梁搭配维形泡沫结构的颤振风洞模型小翼设计制造方式，首先按照选定的目标风洞参数，确定颤振风洞模型的缩比比例，通过提取真实飞机小翼的刚度和质量分布数据，得到缩比后的颤振风洞模型小翼的几何外形、刚度和质量分布数据，设计小翼的金属梁和维形框段，并进行配重设计最终满足小翼的几何外形和动力学特性要求。其中金属梁作为小翼的主要承力构件，提供绝大部分刚度和强度，维形框段则主要负责气动维形和气动力传递，对模型的刚度贡献较小，结构效率较低。

现有的金属梁和维形框段的小翼模型设计制造方法已经非常成熟，但加工成本较高，加工周期很长。此类小翼模型的金属梁为单梁形式，作为主要承力构件提供绝大部分的刚度和强度。金属梁通过机加工铣削而成，需耗费较多的材料。维形框段则负责提供气动维形与气动力传递，通常采用木头框或泡沫维形。木头框和泡沫依靠人力加工，费时费力且模型的金属梁与维形框段连接处需要设计定位和装配，装配过程中需要进行繁复的定位，装配效率低且存在较大的误差，不利于气动外形的精确模拟，严重影响后续风洞试验的精准性。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种飞机小翼的颤振风洞模型，可以准确模拟背景飞机小翼的动力学特性，提高了风洞试验的精准性，且结构简单，成本低。

为达此目的，本实用新型采用以下技术方案：

一种飞机小翼的颤振风洞模型，包括沿小翼长度方向依次顺滑连接的多个框段，多个所述框段一体成型，每个所述框段均包括：

沿所述小翼宽度方向间隔设置的前壁板和后壁板；

沿所述小翼宽度方向铺设的上蒙皮和下蒙皮，所述上蒙皮的两端和与所述下蒙皮的两端连接，所述前壁板和所述后壁板置于所述上蒙皮和所述下蒙皮之间且支撑所述上蒙皮和所述下蒙皮。

优选地，多个所述框段的所述前壁板依次顺滑连接。

优选地，多个所述框段的所述后壁板依次顺滑连接。

优选地，多个所述框段的所述上蒙皮依次顺滑连接。

优选地，多个所述框段的所述下蒙皮依次顺滑连接。

优选地，所述上蒙皮靠近所述前壁板的一端与所述下蒙皮的一端圆弧过渡连接。

优选地，多个所述框段通过增材制造一体化激光烧结加工成型。

优选地，所述框段由尼龙材质制成。

优选地，所述框段设有四个。

本实用新型的有益效果：

本实用新型提供的飞机小翼的颤振风洞模型由多个框段组成，每个框段包括前壁板、后壁板、上蒙皮和下蒙皮组成，结构简单，成本低，多个框段一体成型，能保证小翼模型的几何外形的精度和质量分布的准确性，可以准确模拟背景飞机小翼的动力学特性，提高了风洞试验的精准性。

附图说明

图1是本实用新型实施例提供的飞机小翼的颤振风洞模型的结构示意图；

图2是本实用新型实施例提供的飞机小翼的颤振风洞模型的制造方法的流程图。

图中：

1、上蒙皮；2、下蒙皮；3、前壁板；4、后壁板。

具体实施方式

为使本实用新型解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面将结合附图对本实用新型实施例的技术方案做进一步的详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

在本实用新型的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”、“固定”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。

在本实用新型中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

如图1所示，本实施例提供了一种飞机小翼的颤振风洞模型，包括沿小翼长度方向依次顺滑连接的多个框段，多个框段一体成型，每个框段均包括沿小翼宽度方向间隔设置的前壁板3和后壁板4及沿小翼宽度方向铺设的上蒙皮1和下蒙皮2，上蒙皮1的两端与下蒙皮2的两端连接，前壁板3和后壁板4置于上蒙皮1和下蒙皮2之间且支撑上蒙皮1和下蒙皮2。

本实施例提供的飞机小翼的颤振风洞模型由多个框段组成，每个框段包括前壁板3、后壁板4、上蒙皮1和下蒙皮2组成，结构简单，成本低，多个框段一体成型，能保证小翼模型的几何外形的精度和质量分布的准确性，可以准确模拟背景飞机小翼的动力学特性，提高了风洞试验的精准性。

在本实施例中，多个框段的前壁板3和后壁板4依次顺滑连接，确保小翼模型结构强度。多个框段的上蒙皮1和下蒙皮2依次顺滑连接，确保小翼模型的几何外形的精度。上蒙皮1靠近前壁板3的一端与下蒙皮2的一端圆弧过渡连接。

在本实施例中，多个框段通过增材制造一体化激光烧结加工成型，可以有效提高小翼模型的加工效率，降低加工周期和加工成本，保证了小翼模型的几何外形精度和质量分布的准确性，在风洞试验中可以更准确有效地实现小翼模型的动力学特性，提高了风洞试验的精准性。

进一步地，加工小翼模型的材料为尼龙粉末，采用激光烧结固化的方式，将尼龙粉末的材料熔融并逐渐堆积，最终形成小翼模型。

本实施例中根据小翼模型的实际参数，将小翼模型划分为四个框段，还可以将小翼模型划分成二个、三个、五个或更多个框段，在此不作限定。

如图2所示，本实施例还提供了一种飞机小翼的颤振风洞模型的制造方法，应用于上述的飞机小翼的颤振风洞模型的制造中，该制造方法可以灵活调整设计参数并进行快速加工，实现小翼模型的系列化设计和制造；通过增材制造的方式制造小翼模型，可以有效提高小翼模型的加工效率，降低加工周期和加工成本，保证了小翼模型的几何外形精度和质量分布的准确性，在风洞试验中可以更准确有效地体现背景飞机小翼的动力学特性，提高了风洞试验的精准性。

所述制造方法包括以下步骤：

步骤一、根据背景飞机小翼的动力学特性参数及小翼模型的缩比比例，得到小翼模型的动力学特性参数。

具体地，背景飞机小翼的动力学特性参数和小翼模型的动力学特性参数均包括气动外形数模、刚度分布数据和质量分布数据。

基于有限元法，采用能量法或单闭室剖面法获取背景飞机小翼的动力学特性参数，能精确获取背景飞机小翼的动力学特性参数，简单快速地实现对背景飞机小翼的刚心坐标位置和刚度分布数据分析，可靠性好且精度高。具体地，采用能量法或单闭室剖面法在有限元模型中提取背景飞机小翼的刚心坐标位置和刚度分布数据，根据背景飞机或相似机型的质量分布数据整理得到小翼区域的各质量点分布位置和质量。

在本实施例中，背景飞机小翼的缩比比例包括长度比例、速度比例和密度比例，根据长度比例、速度比例、密度比例和背景飞机小翼的动力学特性参数得到小翼模型的动力学特性参数，包括刚度分布数据和质量分布数据。通过将计算得到的小翼模型动力学特性参数作为设计输入数据，可以为小翼模型的设计和制造提供动力学相似依据，以制造高精度的小翼颤振风洞模型。

进一步地，根据背景飞机小翼的气动外形数模的尺寸、目标风洞参数及阻塞度，获取小翼模型的长度比例。根据背景飞机小翼的颤振特性和风洞稳定风速段获取小翼模型的速度比例。根据背景飞机小翼的飞行高度和风洞海拔高度分别对应的空气密度获取小翼模型的密度比例。通过准确计算小翼模型的长度比例、速度比例和密度比例，可以进一步推导出小翼模型的刚度比例、质量比例、转动惯量比例和频率比例，保证小翼模型在设计和制造过程中与背景飞机真实小翼的动力学相似性，并为通过风洞试验验证设计和制造方法的动力学相似准确性提供了依据。

步骤二、根据小翼模型的动力学特性参数将小翼模型划分多个框段，并获取每个框段的上蒙皮1和下蒙皮2的数模。

具体地，根据小翼模型的气动外形数模、刚度分布数据和质量分布数据，将小翼模型合理划分为多个框段，保证了小翼模型刚度、质量分布与背景飞机小翼刚度、质量分布的一致性，并且保证了框段划分位置的连续性和精确性。

将包括刚心站位点的截面气动外形数模作为约束条件，每个框段的刚度分布数据作为设计目标，结合小翼模型的材料，获取上蒙皮1和下蒙皮2的厚度和质量。在本实施例中，以小翼模型的不同刚心站位点的截面刚度为目标，给定各截面的气动外形的数模为约束条件，再根据小翼模型制造拟采用的增材制造尼龙粉末材料的参数，可以获得各刚心站位点的小翼模型的上蒙皮1和下蒙皮2的尺寸，并开展结构设计，得到各框段的上蒙皮1和下蒙皮2的数模，在上蒙皮1和下蒙皮2的结构设计完成后，整理得到各框段的上蒙皮1和下蒙皮2的质量，为后续设计模型的前壁板和后壁板提供输入数据和约束条件，保证前壁板和后壁板的设计能够实现小翼模型最终的质量分布数据满足设计目标要求。

步骤三、根据上蒙皮1和下蒙皮2的数模确定前壁板3和后壁板4的尺寸和位置，并得到小翼模型的数模。

具体地，根据小翼模型的框段及小翼模型的质量分布数据，获取每个框段的目标质量，根据每个框段的目标质量及上蒙皮1和下蒙皮2的质量得到前壁板3和后壁板4的目标质量。前壁板3和后壁板4的目标质量作为设计目标，上蒙皮1和下蒙皮2的尺寸和位置作为约束条件，获取每个框段的前壁板3和后壁板4的尺寸和位置。然后根据前壁板3的尺寸和位置进行结构设计，得到小翼模型的数模，即完成小翼模型的结构设计，保证了各框段的结构质量和目标质量的一致性，保证了小翼模型的质量分布与设计目标要求一致，实现了小翼模型动力学特性与背景飞机小翼动力学特性的一致性。

步骤四、根据小翼模型的数模，通过增材制造的方式制造小翼模型。

具体地，在增材制造的设备上输入小翼模型的三维立体设计图，通过成型设备将小翼模型按照既定的坐标轴切成多个剖面，采用激光烧结成型固化的方法，将尼龙粉末材料熔融并逐层堆积，最终形成完整的小翼模型。通过增材制造的方式制造小翼模型，提高了小翼模型的加工效率，降低了加工周期和加工成本，通过修改参数即可实现不同类型的小翼模型的加工，使用灵活性好。加工的小翼模型可以准确模拟背景飞机小翼的动力学特性，提高了风洞试验的精准性。

显然，本实用新型的上述实施例仅仅是为了清楚说明本实用新型所作的举例，而并非是对本实用新型的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型权利要求的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种飞机小翼的颤振风洞模型，其特征在于，包括沿小翼长度方向依次顺滑连接的多个框段，多个所述框段一体成型，每个所述框段均包括：

沿所述小翼宽度方向间隔设置的前壁板(3)和后壁板(4)；

沿所述小翼宽度方向铺设的上蒙皮(1)和下蒙皮(2)，所述上蒙皮(1)的两端和与所述下蒙皮(2)的两端连接，所述前壁板(3)和所述后壁板(4)置于所述上蒙皮(1)和所述下蒙皮(2)之间且支撑所述上蒙皮(1)和所述下蒙皮(2)。

2.根据权利要求1所述的飞机小翼的颤振风洞模型，其特征在于，多个所述框段的所述前壁板(3)依次顺滑连接。

3.根据权利要求1所述的飞机小翼的颤振风洞模型，其特征在于，多个所述框段的所述后壁板(4)依次顺滑连接。

4.根据权利要求1所述的飞机小翼的颤振风洞模型，其特征在于，多个所述框段的所述上蒙皮(1)依次顺滑连接。

5.根据权利要求1所述的飞机小翼的颤振风洞模型，其特征在于，多个所述框段的所述下蒙皮(2)依次顺滑连接。

6.根据权利要求1所述的飞机小翼的颤振风洞模型，其特征在于，所述上蒙皮(1)靠近所述前壁板(3)的一端与所述下蒙皮(2)的一端圆弧过渡连接。

7.根据权利要求1所述的飞机小翼的颤振风洞模型，其特征在于，多个所述框段通过增材制造一体化激光烧结加工成型。

8.根据权利要求7所述的飞机小翼的颤振风洞模型，其特征在于，所述框段由尼龙材质制成。

9.根据权利要求1所述的飞机小翼的颤振风洞模型，其特征在于，所述框段设有四个。

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